JPH06510502A - ３軸安定衛星の姿勢制御で使用する測定装置と付属する評価方法、制御系および制御方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ３軸安定化された衛星の姿勢制御で使用する測定装置と付属する評価方法、制御 系および制御方法 この発明は、請求の範囲第１項の前段に規定する３軸安定化衛星の太陽と地球の 方位に対する測定装置、および衛星の回転速度と衛星の原点をめるための付属す る測定方法、およびこの種の測定装置と付属する制御方法を使用して姿勢制御の 作戦行動を行う制御系に関する。

冒頭に述べた種類ノ測定装置は、Ｈ，Ｂｉｔｔｎｅｒ　ｅｔ　ａｌ、ゴｈｅ　Ａ ｔｔｉｔｕｄｅ　Ｄｅｔｅｒｍｉ−ｎａｔｉｏｎ　ａｎｄ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　ｏ ｆ　ｔｈｅ　Ｉｎｔｅｌｓａｔ　Ｖ　５ｐａｃｅｃｒａｆｔ’、Ｐｒｏｃｅｅｄ ｉｎｇｓ　ｏｆ@ＡＯＣ３ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ、　Ｎｏｒｄｗｉｊｋ、　３．〜６．１０月、　１９７７ 年、　ＥＳＡ　５Ｐ−１２８，１１月１９７７年により知られている。この周知 のタイプの衛星は、冗長性をもたせて設計され、衛星に固定された座標系の３軸 ｘ、　ｙ、　ｚの全てで測定する速度ジャイロスコープ・パケットや同じように 冗長性をもたせて設計されている二つの視界を有する多数の太陽センサを使用し ている。これ等の太陽センサの一方は、ＸＺ平面の半分を含み、このＸＺ平面に 垂直で、Ｙ軸方向に成る幅を有する負のＺ軸周りに中心決めされる。他方の太陽 センサは、ＸＺ平面の３分の１を有し、同じようにこの平面に垂直に成る幅を有 する正のＸ軸周りに中心決めされる。このセンサ装置は、衛星本体の回転、つま り衛星の回転速度ベクトルの成分を測定し、この回転に無関係に太陽が太陽セン サの視界内にあると、直ちに衛星から太陽の中心点に向かう太陽ベクトルをめて 、太陽に対する衛星の方位を決めるために使用される。

これ等のセンサから供給される測定結果は、衛星の姿勢制御系によって遷移軌道 あるいは最終衛星軌道で必要な作戦行動を実行するため、あるいは発生した姿勢 のずれを修正するため、目的とする姿勢変化あるいは回転を指令するために利用 される。

衛星の回転運動を測定し、制御し、そして減衰させるために使用される速度ジャ イロスコープは、非常に複雑な構造を有する電気・機械的な精密装置である。

それ故、この装置はそれに応じて経費もかかり、故障し易い。宇宙空間の極端な 環境条件の下で、特に長期間のミッションで、信頼性の要請を満たすため、これ 等の装置は更に冗長性を与える必要がある。これはコストがかかり、加えて重量 を重する。多数の速度ジャイロスコープを有するジャイロスコープのパケットで 測定軸に故障があると、一般に残っているジャイロスコープの軸も使用できない 。

系の故障確率は機能部材の数と共に増加するので、故障し易い多数の電気・機械 的な部材を有する測定系を使用することは高い故障の危険も付きまとう。

それ故、この発明の課題は、簡単で、安価で、信頼性のある、冒頭に述べた種類 の測定装置を提供することにある。この測定装置を使用すると、遷移軌道および 最終衛星軌道、特に静止衛星軌道で、必要な全ての作戦行動を衛星の機内で大幅 に自動的に実行できる。更に、故障し易い部材の数が可能な限り最小に低減され る。

必要な作戦行動に対して以下の事項が列挙される。即ち、任意の初期姿勢から太 陽の捕捉、太陽の方位から地球の捕捉、遠地点作戦への調整、目標方位へ姿勢を 安定化すること、および遷移軌道の作戦行動期間中に運動を減衰させること、な らびに静止軌道での地球と太陽の捕捉である。

設定された上記の課題は、この発明により、請求の範囲第１項の特徴部分に規定 する構成によって解決されている。

この構成により、測定装置は太陽ベクトルＳの成分の測定が一平面内の全角度範 囲（０≦α１≦２π）で、またこの面に垂直に限定された角度範囲１α、１≦α ２＋ｓ＋１　（α２．、、＜　９０°）で可能になるように、多数でしかもその ように配置された太陽センサを有する。この場合、衛星に固定された座標系、好 ましくはロール軸Ｘ、ピンチ軸Ｙおよびヨー軸Ｚを有する直交ＸＹＺ座標系を基 礎とし、静止軌道では一般にロール軸が軌道方向で、ヨー軸が地球の中心点に向 かい、ピッチ軸が軌道面に垂直に向く。以下では、太陽センサの測定範囲によっ て完全に捕捉される測定面とも称する平面が、例えばＸＺ平面である。この平面 に垂直に、つまりＹ軸方向には、太陽センサの測定範囲が制限される（±αｔｍ ｍ＋＋）。このように規定された太陽センサの測定範囲は、異なった向きの光軸 を有する多数の個別太陽センサの互いに隣接した、あるいは重なった視界によっ て形成される。

他の重要な構成として、周知の衛星で存在し、３軸について測定する速度ジャイ ロスコープの代わりに、単軸について測定する組込速度ジャイロスコープが存在 すべきであることが要求される。その測定軸は単位ベクトルＧで表されるが、太 陽センサの測定面と角度βをなし、この角度は（π／２）−α１．８よりも大き い。

速度ジャイロスコープの測定軸は座標系の原点０に中心合わせされている二重円 錐内にあり、この円錐の対称軸が太陽センサの測定面に垂直である。太陽センサ の測定面がＸＺ平面である場合には、この対称軸はＹ軸で指定される。

この発明の他の構成では、速度ジャイロスコープの測定軸の許容される空間角度 範囲を、請求の範囲第２項に指定するように更に制限している。速度ジャイロス コープの測定軸に許される調整に関する要請の根拠は後でもっと詳しく明らかに される。

請求の範囲第３項〜第６項には、衛星の回転速度および所定の基準方向に対する 衛星の偏位をめることのできる評価方法が提示されている。その場合、この発明 による測定装置を基礎にしている。請求の範囲第７項はこの発明による測定装置 を説明した付属評価方法を使用して、姿勢制御の作戦行動を実行する制御系を含 む。請求の範囲第８項と第９項には、制御方向、特に前記制御系で使用する制御 式を提示している。

以下、この発明を図面に基づきより詳しく説明する。ここに、模式的な方法によ り示すのは、 第１図、地球と太陽に関し地球衛星の遷移軌道と静止衛星軌道の幾何学的な関係 、第２ａ、ｂ図、太陽センサの視界、 第３図、速度ジャイロスコープの測定軸に対して許される空間角度範囲、第４図 、この発明による測定装置を使用する制御系のブロック回路図、である。

この発明は、特に静止衛星で使用できる。第１図には、この種の衛星の遷移軌道 および静止衛星軌道の一部が模式的に示しである。この衛星は先ず低い近地点（ 地球に最も近い軌道点）を有する楕円状の遷移軌道に打ち上げられる。この軌道 の遠地点（地球から最も遠い軌道点）は、はぼ円形の最終静止衛星軌道の半径に 相当する。この静止衛星の軌道平面は大体赤道面に一致する。遷移軌道面は静止 衛星軌道面に対して傾いている。

搬送機体を切り離した後、衛星は最終的に静止衛星軌道に入る前に、遷移軌道上 で若干の作戦行動を行う。第１図には、三つの異なる位置Ｐ１〜Ｐ、が遷移軌道 上に示しである。これ等の位置では、衛星がそれぞれ異なる方位を占める。位置 Ｐ１では、衛星はその負のＺ軸で太陽の方向に向き、衛星と太陽の中心点との接 続線の周りに指令可能な回転速度ωＣ（回転速度ベクトルωＣ）で回転する。

位置Ｐ、では、地球を捕らえること（地球の捕捉）が既に行われているので、衛 星はその正のＺ軸で地球の中心点に向く。これは、Ｚ軸の方向を指向する赤外線 地球センサ（ＩＲ３）で行われる。これ等の地球センサの互いに直交する測定方 向が模式的に示しある。これ等の方位によって位置Ｐ、で遠地点作戦行動に入る 前に、地球と太陽センサにより、ジャイロスコープを校正するため、および衛星 の方位を修正するために使う３軸光学基準を設定することができる。この遠地点 作戦行動のため衛星はその正のＺ軸で静止軌道が遷移軌道と交点を育する方向に 向ける必要がある。何故なら、遠地点エンジンの推進力は負のＺ軸の方向に作用 するからである。

ここで遷移軌道に対する作戦行動、つまり太陽と地球の捕捉は、当然必要な地球 および／または太陽の方位を見失うと、直ぐ静止衛星軌道でも必要である。もち ろん、この発明は他の遷移軌道や衛星の配置にも、特に遠地点エンジンと、場合 によっては、地球センサの配置に達するか、移し変えることができる。

第２ａ図には、太陽センサの視界あるいは測定範囲が衛星に固定された座標系Ｘ ＹＺのＸＺ平面に対して対称で、しかもＹ軸に対してどのように回転対称に指向 するかが示されている。この測定範囲はＸ２面に関してα１．．１≧α、≧−α １８．．の角度範囲を存する。この範囲はＹ軸に対して回転対称と見なせるので 、全体で一周視野（０≦α１≦２π）を見渡せる。太陽センサが測定範囲内にな ければ、座標系の原点０に中心合わせされた２［（π／２）−α！ｗａｊの開口 角を有する二重円錐の形状のＹ軸の周りに回転対称な空間角度範囲がある。

第２ｂ図には、Ｘ２面内の視界の見通しが１２０°の角度間隔に互いに配設され た光軸０ＡＩ−ＯＡ３の３つの太陽センサによってどのように得られるかが示し である。この実施例では、３つの太陽センサの各々が、Ｘ２面内で、光軸の周り に中心決めされたそれぞれ、例えば±６７°の２α４．２α、！あるいは２αｌ の測定範囲が有する。従って、この具体例の場合では、それぞれ１４°の隣合っ た測定範囲の重なりが生じる。Ｙ方向では測定範囲がそれぞれ±α１１．１とな る。

当然、個々の太陽センサの他の配置も可能であるが、これ等の太陽センサが全体 として衛星に固定された座標系の一つの面、例えばＸ２面内で、必要な視界の見 通しを、このＸ２面に垂直な成る幅と共に供給する必要がある。

２軸で測定する各センサに対して、車軸で測定する二つの太陽センサも使用でき 、これ等の太陽センサの測定方向は各光軸の周りに９０’はど回転する。

第３ａ図は速度ジャイロスコープの測定軸に対して許される空間角度範囲を示す 。衛星に固定され座標系ＸＹＺの原点０の周りに中心状めされている単位円錐示 す空間角度範囲が許される。これは、Ｙ軸に対して対して回転対称で、Ｘ２面か ら測定された角度β、に対して範囲１β、１≧（π／２）−α範囲を育する。当 然、ベクトル基の位置は、第３ａ図に示すように、７２面内に制限されるのでな く、先ず０≦ａ、≦２πの全範囲が許される。

第３ｂ図は第３ａ図から既に読み取れる状況を斜視図にして示す。ここで、当然 、速度ジャイロスコープの測定軸に対する許容空間角度範囲（ベクトルＧ）を他 の制限が付は加わる。許容されないこの角度範囲はＸ２面内でＸ軸の両側にある 角度範囲±γ、およびＺ軸周りのこの角度の回転によって生じる。速度ジャイロ スコープの測定軸に対して許される空間角度範囲としては、第３ｂ図によりそこ にある単位円上にハツチングを付けて示す４つの領域が残っている。

この発明による測定装置を用いて、姿勢制御に重要な測定量として、太陽センれ た座標系ＸＹＺに関してどの方向に太陽があるかを示す。速度ジャイロスコーが 当てはまる。上付き指数下はベクトルまたはマトリックスの転置形を示すので、 上記スカラー積に使用されている列ベクトルとしてのベクトルＧ、ベクトルＧ’ は、再び行ベクトルとして定義される。周知のように、二つのベクトルのスカラ ー積では一方を列ベクトルとして、また他方を行ベクトルとして表すことが普通 である。

二つの量旦とω、を使用すると、姿勢制御に重要な二つのベクトル、つまり衛星 の回転速度ベクトル色と所定に基準姿勢に対する衛星の偏位ベクトル基をめるこ とができる。

のような主に二次の高域浦波器によりまる。

実際には、式（１ａ）〜（Ｉｄ）の計算処理を行う場合、スカラー積０７・Ｓの 数値を数値に合った量であるかに関して調べ、その値が所定の下限（例えば、０ ．１）以下であると、その時予想される数値的な困難のため、式（１ｄ）と（１ ｃ）の計算四をめるこの方式では、線形理論により回転速度ベクトルに対する最 小自乗誤差の予測値が得られる。しかし、実際には、良くない条件付けされたマ トリックスでは、例えば太陽ベクトル基が速度ジャイロスコープの測定軸旦に垂 直になっている場合、数値的な問題が生じる。既に説明したように、回転速度ベ クトル四をめる最初に述べた変形種はこの種の数値的な問題を排除できる簡単な 可能性を提供するので、これを使用できる。

に生じる。この種の偏位は衛星が基準方向から回転すると生じる。その場合、こ の回転は座標軸Ｘ、ＹとＺの周りに角度Φ、θとＴはと回転する角度の和として 表せる（Φ、θと曹はオイラーの角度）。この合成された回転を記述する衛星の 接表せる。つまり、亘工（０，０１ｗ）７゜このベクトルすは測定量旦とω、か ら、規則、 ｄ＝ｄ、Ｉｄ、　（２ａ） ｄ、＝−３１（Ｓ−３＊）ｉｉｉｉ−３，−３（２ｂ）ｄｅ　＝Ｓ＊（Ｓ＊”　 ’　ｄ）　（２ｃ）れた逆対角対称のベクトル積行列を、またξは速度ジャイロ スコープの積分測定値を意味する。

この場合でも、式（２ａ）〜（２ｅ）の規則を処理する場合、数値的な困難は、 スカラー積Ｇ’−Ｓ、の値に応じた量を制御して、回転速度ωをめることに関連 して既に説明したのと同しように、簡単に排除できる。更に、衛星の偏位ベクト ルキはマトリックス珍を用いて、回転速度ベクトル四と同じようにめることがで きる。つまり、規則 によってまる。これは、微小偏位に対する線形理論を使用することを基礎にして いる。その場合、近似的に Ｓ、・ｄ＝Ｓ　Ｓｔ　（＝−ｄ　’　Ｓｔ　ｉ）第４図には、この発明による測 定装置の応用可能性の例として、３軸安定化衛星の場合の遷移軌道と捕捉作戦行 動を実行する姿勢制御系のブロック回路図が示しである。衛星ｌはその回転速度 ベクトルωと所定の目標方位を表す太陽基準ベクトルＳ、に対する偏位（オイラ ー角度Φ、θ、マ）（偏位ベクトルｄ）によって表せる。偏位に起因し、太陽基 準ベクトルからずれている実際の太陽ベクトルＳは、太陽が測定領域に入ってい る来ると、直ぐ太陽センサ２によって測定される。これは適当な信号（ｓｕｎ　 ｐｒｅｓｅｎｃｅ＝　ＳＰ）で表される。単軸で測定する組込速度ジャイロスコ ープ３は、衛星の回転速度ベクトル四の測定軸に平行な成分ω。

を測定する。測定量ω１とＳの評価は、測定データ処理部４の中で規則（１ａ） 〜（Ｉｄ）あるいは（２ａ）〜（２ｅ）に従って行われる。その結果、出力端に はベクトル量Ｓ、ｄおよびωが出力する。論理ユニット５は、外部指令および内 部の論理信号（例えば、ＳＰ）により、次の制御器８中で付属する制御則を使用 し、測定データ処理部４内でこれに必要となるベクトル量をめ、スイッチ６．７ を介して必要な基準量、即ち太陽基準ベクトルＳｌと指令された回転速度ベクト ルを導入する。制御器８の出力端には、ベクトル駆動量Ｕが出力する。この駆動 ベクトル量は衛星Ｉに適当な回転モーメントＴｃを出力するように、駆動ユニッ ト９を仕向ける。

ベクトル量の信号通路は、第４図中に二重矢で、またスカラー量あるいは論理信 号の信号通路は単純な作用線で示しである。論理シーケンスおよびデータ処理と 制御則の規則を実現するには、論理回路要素と電気回路網を使用して、あるいは 機内電算機で行われる。

地球を捕捉し、地球に指向させるために更に必要な地球センサは、第４図には示 していない。

遷移軌道の作戦行動を実行する制御則は、ベクトル表示で一般的に以下のように 表せる。つまり、 ここで、Ｋｐ　＝　ｄｉａｇ　（ｋｐｍ、　ｋｐｖ、　ｋｐｔ）およびに＝　ｄ ｉａｇ　（ｋｅｙ、　ｋｅｙ、　ｋｏｓ）は姿勢と速度の増幅率係数の対角行列 であり、Ｌ、としわは信号の制限であり、ω。

は指令された回転速度ベクトル（例えば探索運動に対するおよび太陽に指向する 場合）であることを意味する。姿勢と速度の増幅率係数は、駆動ユニット、例え ば姿勢制御ノズル、種々のレバーアームの特性と配置、あるいは種々の衛星軸周 りの回転に関して異なった慣性モーメントも考慮したもので、これ等の軸周りに 一様な回転モーメント成分を発生する目的を存する。信号の制限は演算子の特性 を有し、目指すべき目標方位の周りに強い往復運動が生じないように、式（３ａ ）で与えられる駆動量ベクトルＵの二つのベクトル成分を所定の限界値を越えな いようにする。

太陽を指向する場合（第１図で位置Ｐ１）１個々の機体の軸、例えばＺ軸周りで 回転速度のみを制御するには、姿勢導入接続用の増幅率の行列の対応する成分（ ｋＰｌ、　ｋＰＹ、　Ｔｏｗ）を０に等しくできる。

必ず行うべき重要な作戦行動の一つは、太陽が太陽センサ中の一つのセンサの測 定範囲内にないため、回転速度ベクトルωを完全にめることが不可能な場合に必 要である。この状況は、衛星の任意の初期姿勢で、あるいは目標方位から大きく ずれている場合に生しる。この時には、先ず制御則ｕ＝　Ｋｎ　Ｇ　ＧＴω（３ ｂ） を使用して、衛星の回転速度ωの車軸の速度ジャイロスコープで測定できる成分 ω、＝Ｇ７ωを０に調整する。衛星はその時でも未だ速度ジャイロスコープの測 定軸に垂直な軸周りに気付かれない回転をする。

ここで、太陽センサの測定範囲に関して、許される速度ジャイロスコープの測定 軸の方位（１α、１≦αｌ＠ａｘ）に設定するこの発明の重要な特徴が判る。つ まり、測定軸が１β、１≧（π／２）−α、、、１内にあると、測定軸に垂直な 方向が太陽センサの測定範囲内にあることを保証する。衛星が測定軸に垂直なこ の方向の周りに回転すると、太陽は回転速度に応じて太陽センサの測定範囲内を 早くあるいは遅く移動する。何故なら、回転している時、これ等の太陽センサは 天空全体を覆うからである。これに反して、速度ジャイロスコープの測定軸が上 に規定した許容範囲外にある場合、測定軸に垂直な方位の周りに回転対称で二重 円錐状に配置された空間領域が必ず存在し、この空間領域は太陽センサの測定範 囲で捕捉できない。

式（３ｂ）の制御則を使用して得られる、測定軸に垂直な軸周りの実際には判ら ない回転が非常に遅く、あるいは全く０の場合、つまり、太陽が所定の時間間隔 を経過した後、太陽センサの一つのセンサの測定ｆｌ！Ｌ囲内にない場合、第４ 図に論理信号で模式的に示しであるように、所定量の回転モーメントパルスを用 いて駆動ユニット９を直接駆動することにより、衛星に、例えばＸＺ平面内にあ る回転軸周りの回転速度が与えられる。この回転速度が太陽を太陽センサの視界 ないしは測定範囲内に導く。

速度ジャイロスコープの測定軸の指向方位に対して、上に説明し、第３ｂ図に示 す許容範囲を更に制限することは、以下のような理由による。つまり、第３ｂ図 は、太陽ベクトル旦が正のＺ軸に一致している運行期間が設定されているか、あ るいは予測てきることを前提としている。速度ジャイロスコープの測定軸がＸ７ 面内にあると、ＸＹ面に垂直な回転速度成分を測定することが不可能である。

それ故、この場合には、速度ジャイロスコープはＸ７面内の回転速度成分のみを 測定し、太陽センサを使用しても、この面に垂直な回転速度成分を測定できない 。

何故なら、この成分は正確に太陽ベクトル旦の方向あるいはＺ軸方向内にあり、 太陽ベクトルは、衛星が回転しても、座標系内でその方位を正確に維持している からである。従って、第３ｂ図に示す速度ジャイロスコープの測定軸に対して禁 しられている範囲±γ、がある。測定軸がこの禁制範囲外にあると、速度ジャイ ロスコープは、γ８が余り小さくないように選定されている限り、Ｚ方向の回転 速度成分も検出する。速度ジャイロスコープが太陽ベクトル旦の方向の回転速度 成分を測定できる一般的な条件は、以下のように定式化される。つまり、測定軸 を表すベクトルＧ”と太陽ベクトル旦のスカラー積が消えないか、あるいは一定 の最小値を有する、つまり、 Ｇ７・Ｓ≧ε〉０ である必要がある。εに対する予め指定できる値から、±７８の禁制角度範囲に 対するこの具体例ではε＝　５ｉｎ（γ、）となる。太陽ベクトル旦がＸ軸方向 に向（運行状態にある場合、角度範囲±γ、は速度ジャイロスコープの測定軸に 対してＺ軸の両側、およびＸ軸に対して回転対称に禁止する必要がある。太陽ベ クトルＳの基準方位を他にずらした場合には、上に述べた条件を適当に使用する 必要がある。

ＦＩＧ、　１ Ｙ ＦＩＧ、　２ｂ ＦＩＧ、　３ａ 平成６年２月２５日

Claims (9)

【特許請求の範囲】
1. １．衛星に固定された座標系ＸＹＺに関して、太陽の方向（太陽ベクトルＳ＝（ ＳＸ，ＳＹ，ＳＺ）Ｔ，｜Ｓ｜＝１）を検出する太陽センサと、衛星の回転速度 ベクトルω＝（ωＸ，ωＹ，ωＺ）Ｔの成分を検出する速度ジャイロスコープと を用い、３軸安定化衛星の姿勢を制御する場合に使用する測定装置において、太 陽センサの測定範囲が予め選定された平面（測定面、例えばＸＺ平面）内で全体 で完全角度（０≦α１≦２π）を、またこの面に垂直に（例えばＹ軸方向に）前 記平面の両側にα２ｍａｘ≧α２≧−α２ｍａｘ（α２ｍａｘ＜π／２）の限ら れた角度範囲を有し、単軸で測定するただ一つの組込速度ジャイロスコープがあ り、このジャイロスコープの測定軸（Ｇ＝（ＧＸ，ＧＹ，ＧＺ）Ｔ，｜Ｇ｜＝１ ）が太陽センサに付属する平面と或る角度±｜β｜をなし、この角度に対して｜ β｜≧（π／２）−α２ｍａｘが当てはまることを特徴とする測定装置。
2. ２．角速度ジャイロスコープは、更に条件、ＧＴ・ＳＲ１≧ε＞０ を必ず満たすように、測定軸（Ｇ）を用いて指向し、ここで、ＳＲ１がその都度 適当な目標方位に長時間維持されなければならない予測される運行期間（ｉ）の 太陽基準ベクトルであることを特徴とする請求の範囲第１項に記載の測定装置。
3. ３．請求の範囲第１項あるいは第２項の測定装置を使用して、衛星の回転速度を 求める評価方法において、太陽センサで測定された太陽ベクトルＳ，このベクト ルから得られる時間微分■および速度ジャイロスコープの測定信号ωｍから、回 転速度ベクトルωを下記の規則、 ▲数式、化学式、表等があります▼ ▲数式、化学式、表等があります▼ により求め、ここで、行列 ▲数式、化学式、表等があります▼ であることを特徴とする評価方法。
4. ４．請求の範囲第１項あるいは第２項の測定装置を使用して、衛星の回転速度を 求める評価方法において、太陽センサで測定された太陽ベクトルＳ，このベクト ルから得られる時間微分■および速度ジャイロスコープの測定信号ωｍから、回 転速度ベクトルωを下記の規則、 ▲数式、化学式、表等があります▼ により求め、ここで、行列 ▲数式、化学式、表等があります▼ であることを特徴とする評価方法。
5. ５．請求の範囲第１項あるいは第２項の測定装置を用い、太陽ベクトルＳに対し て予め指定できる基準方向に関して衛星の偏位を求める評価方法において、太陽 センサで測定された太陽ベクトルＳ，基準方向を表す太陽基準ベクトルＳＲおよ び速度ジャイロスコープの測定信号ωｍから、衛星の偏位ベクトルｄを下記の規 則 ▲数式、化学式、表等があります▼ ▲数式、化学式、表等があります▼ により求め、ここで、 ▲数式、化学式、表等があります▼ および ▲数式、化学式、表等があります▼ であることを特徴とする評価方法。
6. ６．請求の範囲第１項あるいは第２項の測定装置を用い、偏位が小さい場合、太 陽ベクトルＳに対して予め指定できる基準方向に関して衛星の偏位を求める評価 方法において、太陽センサで測定された太陽ベクトルＳ，基準方向を表す太陽基 準ベクトルＳＲ，および速度ジャイロスコープの測定信号ωｍから衛星の偏位ベ クトルｄを規則 ▲数式、化学式、表等があります▼ により求め、ここで、行列 ▲数式、化学式、表等があります▼ であることを特徴とする評価方法。
7. ７．衛星に固定された座標軸（ＸＹＺ）の周りに駆動モーメントを与える駆動ユ ニットと、これ等の駆動ユニットに前置接続された制御器とを用い、請求の範囲 第１項あるいは第２項の測定装置を用い、請求の範囲第３〜６項のいずれか１項 の評価方法により、姿勢制御の作戦行動を実行する３軸安定化衛星の制御系にお いて、太陽センサと速度ジャイロスコープの測定信号から衛星の回転速度ベクト ルω，衛星の偏位ベクトルｄおよび太陽ベクトルＳを求めるために使用され、制 御器に対応する入力信号を供給する測定データ処理装置（４）および太陽基準ベ クトルＳＲおよび／または指令する衛星回転速度ベクトルωｃを制御器（８）の 入力端に接続する切換装置（５，６，７）を備えていることを特徴とする制御系 。
8. ８．請求の範囲第７項の制御系で使用する制御方法において、制御器（８）が駆 動ユニット（９）を駆動するため、以下の形▲数式、化学式、表等があります▼ の出力信号（ベクトルｕ）を形成し、その場合、ＫＰとＫＤは姿勢と速度の増幅 率係数の対角行列で、ＬＰとＬＤは信号の制限を意味することを特徴とする制御 方法。
9. ９．太陽が太陽センサの視界内にない、衛星の任意の初期位置から太陽を捕捉す るため、請求の範囲第７項の制御系で使用する制御方法において、制御器（８） が先ず形 ▲数式、化学式、表等があります▼ の出力信号（ベクトルｕ）を駆動ユニット（９）に出力して、衛星の回転速度ベ クトルωの回転速度ジャイロスコープで測定できる成分ＧＴ・ωを０に調整し、 更に予め指定できる時間間隔を経過した後、太陽が未だ太陽センサの視界に現れ ない場合、駆動ユニット（９）に駆動信号を導入し、この駆動信号によって、所 定量のモーメントパルスを出力するため、測定面（ＸＺ平面）内にあり、座標系 （Ｘ，Ｙ，Ｚ）の原点０を通る軸の周りに、駆動ユニットが太陽を太陽センサの 視界に導く回転を与えることを特徴とする制御方法。